Испытание ЭС на воздействие ультранизких давлений, криогенных температур. Специальные виды космических испытаний (стр. 2 из 2)
• хладагент;
• устройства подачи хладагента в рабочую камеру.
Выбор типа хладагента определяется предельной температурой охлаждения испытываемого объекта. Для охлаждения до температур ниже 200 К обычно используют жидкие газы: азот (температура кипения 77 К), водород (20 К), гелий (4,2 К), неон (30 К). Охлаждение ниже 4 К достигается откачкой паров над поверхностью жидкого гелия. Испытываемые образцы охлаждают обычно в два этапа: сначала жидким азотом до температуры около 73 К, а затем до более низких температур — жидким гелием и его парами.
Рис 1. Устройство подачи хладогента с помощью сжатого газа:
1-баллон со сжатым газом;2- трубопровод с клапанами; 3- трубка; 4- сосуд Дьюара; 5- вакуумно-порошковая изоляция; 6- жидкий хладогент
Рис.2. Схема гелиевого криостата КГ-15/150:
1-крышка; 2-сосуд с жидким азотом; 3,8-экраны;; 4-пенополиуретан; 5-вакуумно-многослойная изоляция; 6- кожух; 7-горловина гелиевого сосуда; 9-сосуд с гелием;10-адсорбент(активированный уголь)
Специальные виды космических испытаний
Эксплуатация ЭС в условиях космоса оказывает существенное влияние на тепловой режим работы изделий.
Термовакуумные испытания проводят для исследования работоспособности ЭС в зависимости от их теплового режима в условиях космоса/Для обеспечения теплового режима ЭС в лабораторных условиях, аналогичных условиям их эксплуатации в космосе, достаточно воспроизвести основные факторы космического пространства: глубокий вакуум; солнечное излучение; излучения планет солнечной системы, влияющие на условия эксплуатации ЭС (например, Земли, если ЭС эксплуатируются на околоземной орбите); «холод» и «черноту» пространства за пределами телесных углов, занимаемых Солнцем и рассматриваемой планетой. Цикл отработки теплового режима ЭС включает: проверку работоспособности ЭС и их составных частей в условиях реальных нестационарных градиентов температуры; исследование поля температур в отсеках космического аппарата (КА), где размещены ЭС, и взаимного влияния температурных полей различных тепловыделяющих устройств КА на работоспособность ЭС; выбор оптимального размещения ЭС и тепловыделяющих устройств КА; определение фактических температурных пределов работоспособности ЭС; проверку эффективности работы системы терморегулирования в условиях, максимально приближающихся к реальным; исследование работы системы терморегулирования в аварийных ситуациях; определение ресурса ЭС и их составных частей; исследование деформаций конструкций ЭС, вызванных температурными воздействиями.
Моделирование теплового режима ЭС производят в вакуумной камере, в которой устанавливают имитаторы лучистых потоков Солнца, планеты и орбиты КА. Для испытания выбирают КА, аналогичный предназначенному для полета в космос. На нем устанавливают датчики температуры в точках, наиболее полно характеризующих его тепловое поле, и датчики других величин (давления, расхода теплоносителя и др.).
Перед помещением в испытательную камеру КА тщательно очищают от всевозможных загрязнений, которые могут явиться источником «ложных» течей при откачке. Затем его закрепляют в раме механизма вращения -имитаторе орбиты. Далее проверяют работу бортовой и контрольно-измерительной аппаратуры, а также программно-временного устройства, задающего режим в испытательной камере. По достижении в камере давления около 10-3 Па включают криогенную систему охлаждения (до температуры жидкого азота) экранов. Как только в камере установится заданный режим испытания, по командам программно-временного устройства включают имитаторы внешних лучистых потоков, бортовые ЭС и начинают эксперимент, продолжительность которого определяется условиями полета и цикличностью работы бортовых ЭС. Показания датчиков (давление, температура и др.) передаются на пульт управления с помощью бортовой телеметрической аппаратуры или специальной радиопередающей аппаратуры, размещаемой на КА только во время испытания.
Качество имитатора солнечного излучения характеризуется плотностью потока лучистой энергии и углом расхождения лучей в рабочей зоне, соответствием спектра лучистого потока спектру естественного излучения Солнца и поляризацией лучей. Для весьма совершенного имитатора не должны быть превышены следующие значения: неоднородность плотности потока лучистой энергии во всем объеме рабочей зоны ±5%, расхождение лучей ±2°, среднее квадратическое отклонение спектральных плотностей энергии излучения имитатора от соответствующих спектральных плотностей солнечного излучения ±5% в диапазоне длин волн 0,2...3 мкм, степень поляризации 3...5 %.
По способу формирования лучистого потока оптические схемы солнечных имитаторов можно разделить на осевые и неосевые. Схема солнечного имитатора с осевым имитатором Солнца представлена на рисунке 3.
Солнечный имитатор дает вертикальный осевой поток излучения, максимальная плотность энергии которого достигает 2700 Вт/м2. Лучи от источника лучистой энергии (ртутно-ксеноновых ламп) собираются параболоидным зеркалом 3 и концентрируются на псевдогиперболоидном выпуклом зеркале 2. Далее пучок лучей проходит через линзу 4, выполняющую одновременно роль окна, и попадает на рассеивающее зеркало 6, направляющее лучи на главное параболоидное зеркало 5, которое и формирует коллимированный поток в рабочей зоне 7.
Рисунок 3 - Схема установки лаборатории реактивного движения NASA сосевым имитатором Солнца:
1 — ртутно-ксеноновые лампы; 2 — гнперболоидное зеркало; 3 — параболоидное зеркало; 4 — линза; 5 — главное коллимирующеепараболоидное зеркало; 6 — многогранный отражатель; 7 — рабочая зона с испытываемый КА; 8 — криогенные экраны;9 — диффузионные насосы
Описанный имитатор имеет ряд недостатков: чрезвычайно сложную конструкцию; трудоемкую юстировку всех элементов схемы; наличие неконтролируемых вторичных лучистых потоков, приводящих к температурным ошибкам; низкий коэффициент использования энергии (около 1,14%). Низкий КПД имитатора в основном определяется большими потерями энергии из-за неполного использования лучистого потока источника. Значительные потери обусловлены также поглощением лучей на многочисленных зеркалах и линзах. Применение более совершенных конструкций и меньшего числа отражающих и преломляющих оптических элементов позволяет повысить КПД такого имитатора до 12 %.
Более экономичным является имитатор, в котором используются дуговая лампа с эллипсоидным отражателем и одно неосевое параболоидное или сферическое зеркало (рисунок 4). Размещение рабочей зоны в стороне от оси симметрии главного зеркала, формирующего почти параллельный поток, позволяет избежать взаимного переизлучения между зеркалом и испытываемым КА и тем самым избавиться от неконтролируемых вторичных лучистых потоков. Общий коэффициент использования энергии имитатора такого типа составляет 16,2 %.
Рисунок 4 - Схема установки модуля солнечного имитатора с неосевымзеркалом:
1 — кронштейн для крепления и юстировки фасет зеркала; 2 — сферическое зеркало; 3 — зона невозврата лучей; 4 — криогенные экраны; 5 —источник лучистой энергии; 6 — кронштейн для крепления
источника; 7 — крышка люка
ЛИТЕРАТУРА
1. Глудкин О.П. Методы и устройства испытания РЭС и ЭВС. – М.: Высш. школа., 2001 – 335 с
2. Испытания радиоэлектронной, электронно-вычислительной аппаратуры и испытательное оборудование/ под ред. А.И.Коробова М.: Радио и связь, 2002 – 272 с.
3. Млицкий В.Д., Беглария В.Х., Дубицкий Л.Г. Испытание аппаратуры и средства измерений на воздействие внешних факторов. М.: Машиностроение, 2003 – 567 с
4. Национальная система сертификации Республики Беларусь. Мн.: Госстандарт, 2007
5. Федоров В., Сергеев Н., Кондрашин А. Контроль и испытания в проектировании и производстве радиоэлектронных средств – Техносфера, 2005. – 504с.